Технический облик системы был одобрен протоколом макетной комиссии, утвержденным 2 сентября 1957 г.
При создании первой "Кометы" традиции пилотируемой авиации довлели настолько, что сам облик самолета-снаряда порождал вопрос из серии "А куда запрягают лошадь?", а именно "А где фонарь кабины пилота?". Напротив, получивший обозначение К-ЮС самолет-снаряд системы "Комета-10" не вызывал сомнений в том, что это – ракета. Более того, пожалуй, самая изящная из всех когда-либо созданных советских авиационных противокорабельных ракет.
Впрочем, время было такое! Не менее фантастическое впечатление производил и американский истребитель "Старфайтер" F-104. При общей "самолетной" схеме К-10С для освобождения носовой части под обтекатель антенны ГСН двигатель разместили на пилоне под фюзеляжем. Такая компоновка позволила использовать накопленный к тому времени опыт отработки осесимметричных воздухозаборников – другие конструктивные схемы этих устройств еще не были толком исследованы. Примечательно то, что американская крылатая ракета "Хаунд Дог" с аналогичным размещением двигателя в то время находилась на ранней стадии разработки и вряд ли могла быть источником вдохновения советских конструкторов.
Короткоресурсный вариант РД-9Б от МиГ-19 – двигатель М-9ФК главного конструктора Сорокина – устанавливался в гондоле диаметром 635 мм длиной 4180 мм. До начала предстартовой подготовки и в полете воздухозаборник прикрывался сбрасываемым обтекателем – коком. В результате существенно снижалось аэродинамическое сопротивление и исключалась возможность попадания на взлете и при посадке посторонних предметов в канал водухозаборника, расположенного на уровне чуть выше метра от аэродромной бетонки.
Заостренный с обеих оконечностей сигарообразный фюзеляж диаметром 920 мм имел длину 9750 мм. С учетом выступания гондолы за хвост фюзеляжа суммарная длина самолета- снаряда составляла ровно 10 м.
В соответствии с ранним вариантом компоновки аппаратура радиотехнических систем располагалась в оконечностях фюзеляжа: впереди тарельчатая антенна ЕС-2-1 и блоки "станции самонаведения" (по современной терминологии – головки самонаведения) ЕС-2, в хвосте "станция наведения" (т.е. аппаратура радиокомандного управления) ЕС-1 и ее антенна канала радиоуправления ЕС1-1. Антенны радиовысотомера EC-1-II размещались побортно в нижней части фюзеляжа перед крылом. За герметичным отсеком с аппаратурой ГСН во втором отсеке (от 5 по 15 шпангоут) размещался топливный бак №1 с защитным конусом и контактными датчиками для подрыва фугасно-кумулятивной боевой части, установленной позади бака. Подрыв фугасно- кумулятивной боевой части производился также по сигналам от электромеханических взрывателей, расположенных перед основным топливным баком и от крыльевых контактных датчиков.
Основной топливный бак, выполненный из стали, образовывал третий отсек, расположенный от 15 до 19 шпангоута. Общая емкость двух баков позволяла разместить 1575 л керосина.
За основным топливным баком были установлены блоки аппаратуры автопилота ЕС-3, гидроаккумулятор и поршневой гидронасос 435ВМ. Коммутация основных бортовых систем осуществлялась посредством размещенной у основания киля соединительной коробки. Впереди нее находились обеспечивающие энергоснабжение бортовой аппаратуры постоянным током 27 в блок питания станций ЕС-1 и ЕС-2, преобразователь ПО- 3000А и энергоузел. Первичным источником энергии служил установленный над двигателем стартер генератор ГСР-СТ 12000 ВТКУ. Отклонения органов управления осуществлялось посредством рулевых машин ЕС-4 элеронов, стабилизатора и руля поворота.
Хвостовую часть фюзеляжа с 29 по 32 шпангоут образовывал съемный пятый отсек По верхней поверхности центральной части фюзеляжа располагались бугель подвески к носителю, разъемные керосиновый и воздушный клапаны, а также, в районе рамы, отрывной разъем электрической связи с носителем РК138-4.
Крыло самолета-снаряда с углом стреловидности по 1/4 хорд 55° было аналогично ранее примененным на самолетах-снарядах КС, Х-20, а также на пилотируемых самолетах И-350, МиГ-19 и ряде других. При невысоких требованиях по маневренности для К-ЮС оказалась достаточной небольшая площадь крыла – 7,0 м2 . Размах крыла составил 4180 мм. Толщина профиля СрЗ-7с не превышала 6% – крыло К-ЮС было на треть тоньше, чем у Миг-19. Столь изящную конструкцию удалось реализовать при отсутствии необходимости размещения в крыле элементов шасси за счет отказа от установки в нем топливных баков. Элероны площадью 0,73 м2 отклонялись на угол до +/-10° от нейтрального положения. При отсутствии закрылков элероны были расположены не вблизи законцовок крыла, а примерно посередине его полуразмаха, что отвечало как требованиям управляемости по каналу крена, так и необходимости уменьшить изгибный момент, действующий на не слишком жесткую конструкцию крыла. При транспортировке и эксплуатации консоли крыла складывались.
Горизонтальное оперение площадью 0,9 м2 со стреловидностью 55°52' при размахе 1800 мм могло отклоняться на 10° вниз и на 20° вверх. В состав вертикального оперения площадью 0,915 м
